Gravity Probe B

Un gyroscope est un instrument qui donne la position angulaire de son référentiel par rapport à un référentiel galiléen (ou inertiel). Un gyroscope, sous l'influence de différentes forces (magnétisme, accélérations subies...) perd progressivement de sa précision. Si on parvient à faire descendre au-dessous d'un certain seuil les dérives affectant le gyroscope, les modifications angulaires qui subsistent correspondent majoritairement à la dérive liée aux deux effets cités plus haut. Au début de l'expérience, l'axe du satellite et du gyroscope est aligné avec celui d'une étoile quasiment fixe dont le déplacement est parfaitement connu. Un télescope pointé sur l'étoile permet de maintenir l'axe du satellite pointé vers l'étoile avec une précision extrême. La dérive du gyroscope est déduite de l'écart entre l'axe du satellite et l'axe du gyroscope compte tenu des mouvements propres de l'étoile. Les deux effets peuvent être mesurés en même temps car ils agissent selon des axes orthogonaux[1].

Le cœur du gyroscope est constitué par une sphère (le rotor) de la taille d'une boule de ping-pong qui est placée en rotation rapide (initialement prévu jusqu'à 10 000 tours par minute mais en opération environ 4 300 tours par minute) dans une cavité dans laquelle le vide est fait. La sphère est mise en suspension électriquement par six électrodes. Dans l'espace, il suffit d'une tension infime (100 millivolts) pour réaliser cette mise en suspension ce qui constitue une des justifications de la mission. La dérive de l'axe de rotation de la sphère est mesurée par effet Meissner : la sphère est rendue supraconductrice en étant recouverte d'une mince couche de niobium et refroidie à une température de 1,8 kelvin ; dans ces conditions, un champ magnétique se crée aligné sur l'axe de rotation ; la dérive du champ magnétique et donc de l'axe de rotation est calculée à l'aide de capteurs SQUID capable de mesurer des champs magnétiques très faibles. Pour éliminer toute conséquence d'une panne et faciliter le calibrage quatre gyroscopes sont embarqués dont deux tournent dans un sens et deux dans l'autre.

Pour s'affranchir de toutes les sources de dérive autres que celles mesurées et réaliser ainsi un gyroscope un million de fois plus précis que tout ce qui est développé jusqu'à présent :

• le rotor, taillé dans du quartz, constitue une sphère parfaite et homogène : les défauts de surface sont inférieurs à 10 nanomètres et les écarts de densité interne sont inférieurs à 2 millionièmes ;
• un vide presque parfait est réalisé dans la cavité dans laquelle le rotor est logé. La pression est inférieure à 10^-12 torr ;
• un blindage magnétique à plusieurs niveaux constitué notamment par des plaques métalliques en phase supraconductrice fait chuter la force du champ magnétique terrestre et solaire ressenti par le gyroscope à 10^-17 gauss ;
• les accélérations résiduelles que subit le satellite sont en permanence neutralisées et leur valeur résiduelle est maintenue à valeur inférieure à 10^-11 g ;
• la charge électrique est inférieure à 10⁸ électrons ;
• le dipôle électrique est inférieur à 0,1 V/m.

Le principe de mesure de la dérive.

Le télescope a une précision de pointage de 0,0001 seconde d'arc. L'étoile utilisée comme référence est HR 8703, IM Pegasi, une étoile très brillante donc facilement repérable, dont la position et la dérive sont connues avec une très grande précision (0,0002 seconde d'arc par an) grâce à une campagne d'observations effectuée avant le lancement en utilisant l'interférométrie à très longue base. Le télescope de type Cassegrain est réalisé dans un bloc de quartz fondu. Son ouverture est de 15 cm et sa focale de 3,75 m. Il existe la technique différentielle pour mesurer le déplacement de l'étoile.

Le satellite est en rotation lente autour de l'axe de visée du télescope pour supprimer des dissymétries éventuelles.

Gravity Probe B autour de son axe.

Le lancement de GP-B est effectué le 20 avril 2004, à 16 h 57 min 23 s TU par un lanceur Delta II depuis la base base de lancement de Vandenberg, aux États-Unis. La fenêtre de lancement est très étroite car le plan orbital du satellite doit passer par l'étoile de référence, IM Pegasi (en). Le satellite est placé sur une orbite polaire de 642 km avec une précision de 100 mètres par rapport à la valeur visée. Les panneaux solaires sont déployés, puis le télescope est orienté de manière à pointer vers l'étoile servant de repère. La phase de calibration est lancée. Celle-ci planifiée pour durer deux mois mais va s'étaler en fait sur quatre mois. Durant cette phase on se rend compte que deux des 16 micro propulseurs, chargés de maintenir le rotor du gyroscope en chute libre en annulant les accélérations, ne fonctionnent pas correctement sans doute du fait de la contamination de leurs mécanismes par des particules étrangères. Il faut reconfigurer le logiciel contrôlant les micro propulseurs pour qu'il puisse assurer sa tâche avec 14 engins seulement. Le deuxième problème est beaucoup plus grave. Les rotors des gyroscopes sont placés en rotation rapide par un jet d'hélium gazeux qui est pompé par la suite. Mais ce processus ne parvient pas à imprimer une vitesse de rotation aussi rapide que prévu (entre 3 700 et 5 000 tours par minute au lieu des 8 000-10 000 tours par minute envisagés) rendant l'alignement de l'axe de rotation des rotors sur l'axe du télescope beaucoup plus long que prévu[4].

La phase de calibration est officiellement achevée le 27 août 2004 : trois des rotors sont alignés mais le quatrième est toujours en cours d'alignement et cette tâche n'est achevée que deux semaines plus tard. Le personnel du constructeur du satellite Lockheed Martin transfère la responsabilité des opérations à l'équipe constituée par l'université Stanford. Les opérateurs doivent surveiller le fonctionnement du satellite et traiter les anomalies qui surviennent telle qu'une éruption solaire affectant le fonctionnement de l'ordinateur de bord. En juillet 2005, alors que le satellite ne dispose plus que d'une quantité d'hélium liquide disponible assurant un fonctionnement sur 2 à 3 mois, la phase de calibration postérieure débute sur certains des gyroscopes. Il s'agit d'effectuer de nouveaux tests pour évaluer les erreurs systématiques et le moment d'une force des rotors. Le 29 septembre 2005, l'hélium est épuisé mettant fin à la phase de recueil des données[5].

• Effet Lense-Thirring.
• Gyroscope.

• (en) Site dédié de l'université Stanford.